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1、 目录第一章 绪论11.1课题研究的背景目的意义11.2 喷管热耦合分析技术现状及国内外发展趋势11.3 本文的主要工作2第二章 有限元分析理论32.1 有限元分析理论概述32.2 热分析42.2.1 传热学经典理论42.2.2 热传递的方式42.2.3稳态传热52.2.4线性与非线性52.2.5边界条件、初始条件52.2.6热分析误差估计62.3耦合场分析62.4结构的非线性问题72.4.1 几何非线性72.4.2线性问题的求解7第三章 热分析及热结构耦合分析83.1 矢量喷管的几何模型83.2 火箭发动机矢量喷管的热分析103.2.1 热分析的相关参数103.2.2热分析的步骤103.3
2、火箭发动机矢量喷管的热结构耦合分析143.3.1火箭发动机矢量喷管的热结构耦合分析的参数143.3.2矢量喷管的热结构耦合分析的步骤143.4热分析及热结构耦合分析小结17第四章 矢量喷管流体热结构耦合分析194.1 流体热结构耦合分析的相关参数194.2流体热耦合的相关步骤194.3 流体热结构耦合分析步骤20总结255.1全文总结25参考文献26致谢27第一章 绪论1.1课题研究的背景目的意义固体火箭发动机轴对称矢量喷管热耦合分析与仿真具有同时调节喉径和推力矢量的功能，保证了在调节推力大小和方向的过程中载荷集中于喷管扩张段的固定体，少量载荷分布于由直线电机驱动的喷管扩张片；从而使机构的运动
3、件从高载荷、高温度高压状态转变为相对的低载荷、低温区域。课题来源于指导教师，本次设计而使学生得到一次机械系统、控制系统和传感系统设计的训练。提高学生的素质、创新能力、综合实践及应用能力。稳定性等分析的主要课题，其研究为喷管设计和研制过程提供有价值的理论分析结果和数值计算依据2。1.2 喷管热耦合分析技术现状及国内外发展趋势为了适应火箭、航天飞机等无舵飞行器的飞行要求，人类创造出矢量推进器，这种推进器通过尾部矢量摆动一定的角度，来控制喷射气体的喷射方向进而控制火箭或航天飞机的飞行方向，主要特点是具有很好的气动性能，能实现一定的矢量转角，提高了飞机的机动性和敏捷性。本文是在了解飞机发动机轴对称推力
4、矢量喷管结构和工作原理的基础上将飞机轴对称推力矢量喷管技术引用到固体火箭发动机喷管扩散段上，完成对固体火箭发动机轴对称推力矢量喷管尺寸及其关联结构的综合设计，使其满足现有固体火箭发动机轴对称矢量喷管的参数要求。常见的矢量推力装置有燃气舵、摆动喷管、侧面开孔喷管等等，燃气舵因工作条件恶劣，寿命短，多用于一次性使用的飞行器或试验机，而用于飞机的矢量推进装置主要是以主要以摆动喷管为基础发展的矢量喷管采用推力矢量控制可提高飞机的过载及俯仰角速度，从而使飞机的机动性大幅提高；采用推力矢量控制的飞机比采用常规推力控制的飞机可以显著地减小转弯半径和转弯时间，满足了率先攻击和连续攻击的要求，使飞机获得更高的敏
5、捷性，这对空战具有重要的意义。由于矢量喷管中由流场、温度场和结构场相互作用，喷管内部受到热流体的冲刷，工作环境极端恶劣，它们相互接触但是热膨胀系数不匹配，在加热时彼此的膨胀和收缩程度不一致从而导致热应力的产生，因此需要进行热结构耦合分析。目前国外对此项研究投入了大量的人力物力，D. K. Henneeke, Mfinchen等人在热耦合研究贡献最为突出，由于对外进行技术封锁，具体材料性能等详实内容大都未提及，我国对于矢量喷管的热耦合分析的研究也属于初级阶段，何洪庆等人对喷管热传导、喷管喉衬部件以及喷管热分析试验做了相关分析研究工作，虽然我国热耦合有限元分析技术还处于初级阶段，但是还有和多人为之
6、奋斗。1.3 本文的主要工作 本文在前人研究的基础上对固体火箭发动机轴对称矢量喷管进行了温度分布及其热应力分析和流体热耦合分析，工作的主要内容如下：1. 调研固体火箭发动机管的作用、类型及特点，调研固体火箭发动机喷管系统的设计步骤、设计要求、设计计算的内容及方法，收集相关产品的资料。2. 确定发动机喷管的运动方案；建立发动机喷管的三维热耦合模型。3. 利用软件对发动机喷管进行动力学分析，分析仿真结果。第二章 有限元分析理论有限元分析理论是工程数值分析的重要理论基础，本章将对其作简单介绍，还将给出热传导、流体热结构耦合的基本方程及相关的数值计算方法4。2.1 有限元分析理论概述随着电子计算机和微
7、积分学的迅速发展，一个新的分析理论，有限元分析理论走进我们的视野，有限元分析理论，自五十年代以来首先在连续体力学领域中应用的一种有效的数值分析方法，随后很快广泛的应用于求解热传导、电磁场、流体力学等连续性问题。有限元分析理论计算的大体思路：1)结构的离散化将物体的结构分成若干个小单元，由这些小单元组成计算模型，这一步称为单元剖分。细化离散后的小单元之间通过节点相连接，使之成为一个既分散又统一的整体。单元的数量的大小应视情况而定，一般情况下单元越多划分越细，反映出的变形越真实，得到的结果越准确。但是划分的越细，划分的数量越多，则需要计算的计算量就越庞大，因此通过有限元法计算的物体，已经不是原来的
8、物体，而是由若干个小单元通过一定的连接而成的离散物体，所以通过有限元法的计算所得到的结果都是趋近与真实结果，而并非真实结果。2)单元的特性分析有限元分析方法中分为位移法、受力法和混合法三种。位移法是以节点的位移作为未知量，可以把结构单元的物理量如位移、应力和应变由位移表示。当采用位移法时，比较容易实现计算的自动化，所以位移法的应用范围最广。这是通过每个小单元的位移可以绘制出一条机构单元的位移曲线，这条曲线近似于机构单元的真正位移曲线。这条曲线所对应的函数为位移函数。受力法是以节点的受力作为未知量的方法。根据每一个单元的受力情况和位移可以得到每个单元的力和位移的关系式，这是单元分析中的关键。此时
9、需要应用弹性力学中的几何方程和物理方程来建立力和位移的方程式，从而导出单元刚度矩阵，这是有限元法的基本步骤。最后计算等效节点力。物体离散化后，假定力是通过节点从一个单元传递到另一个单元。但是，对于实际的连续体，力是从单元的公共边传递到另一个单元中去的。因而，这种作用在单元边界上的表面力、体积力和集中力都需要等效的移到节点上去，也就是用等效的节点力来代替所有作用在单元上得力3。2.2 热分析热分析是用于计算和分析一个系统或部件的温度分布及其它热物理参数，且根据温度场是否随时间变化可以分为稳态传热和瞬态传热两种情况的分析。2.2.1 传热学经典理论热分析遵循热力学第一定律，即能量守恒定律:对于一个
10、封闭的系统（没有质量的流入或流出，有式中: Q 热量;W 做功;U系统内能;KE系统动能；PE系统势能；2.2.2 热传递的方式 热传递有三种基本方式：导热、对流和辐射。1、导热 物体各部分之间不发生相对位移式，依靠分子、原子及自由电子等微观粒子的热运动而产生的热量传递称为导热或热传递。当物体内部存在温差，即存在温度梯度时热量从物体的高温部分传到物体的低温部分。若是不同物体接触热量则会从高温物体传递到低温物体。2、热对流对流是指由于流体的宏观运动从而使流体各部分之间发生相对位移、冷热流体互相掺混所引起的热量传递过程。就引起流动的原因而论，对流换热可分为自然对流换热和强制对流换热两大类。一般情况
11、下，高温物体表面常会发生对流现象。这是因为靠近高温物体表面的空气因受热而发生膨胀，密度降低，向上流动。同时，密度较大的冷空气下降并代替了原来的受热空气。热对流用牛顿冷却方程来描述：，式中h为对流换热系数（或称膜传热系数、给热系数、膜系数等），为固体表面的温度，为周围流体的温度。3、热辐射物体通过电磁波的方式来传递能量叫做辐射。物体会因为各种原因而发出辐射能，其中，因为热的原因而发出辐射称为热辐射。物体的温度越高，单位时间辐射的热量越多热传导和热对流都需要有传热介质，而热辐射无需任何介质。实际上在真空中的热辐射效率最高。2.2.3稳态传热如果系统的净热流率为零，即流入系统的热量加上系统自身产生的
12、热量等于流出系统的热量，这时系统处于热稳定状态。在用ANSYS进行稳态热分析过程中任何一个节点的温度均不随时间变化。稳态热分析能量平衡方程为：KT=Q式中 K传到矩阵，包含热导率、对流换热系数及热辐射率和形状系数； T节点温度矢量； Q节点热流率矢量，包含热生成。 ANSYS利用模型几何参数、材料热性能参数及所施加的边界条件，生成K、T和Q。2.2.4线性与非线性在ANSYS热分析过程中如果有下列情况的任何一种出现，则为非线性热分析：1) 材料热性能随温度变化；2) 边界条件随温度变化；3) 含有非线性单元；4) 考虑辐射传热。2.2.5边界条件、初始条件1)第一类边界条件规定了边界上的温度值
13、，称为第一类边界条件。此类边界条件最典型的例子就是规定边界上的温度保持为常数。2）第二类边界条件规定了边界上的热流密度值，称为第二类边界条件。此类边界条件最典型的例子就是规定边界上的热流密度保持为常数。3）第三类边界条件规定了边界上的物体与周围流体间的表面传热系数和周围流体的温度，称为第三类边界条件。初始条件是指传热过程开始时物体在整个区域中所具有的温度为已知数值。2.2.6热分析误差估计1.用于评估由于网格精度不够高带来的误差；2.适用于实体或板壳的热单元；3.基于单元边界的施加热流密度的不连续；4. 对一种材料、线性、稳态热分析有效；5.使用自适应网格划分可以对误差进行控制1。2.3耦合场
14、分析有两种或多种物理场互相作用交叉影响的有限元分析我们称之为耦合场分析5。不同的耦合场采用的分析方法也不一样，主要可分为两种不同方法，一种是顺序耦合方法，另一种直接耦合方法。顺序耦合方法包括两个或多个按一定顺序排列的分析，每一种属于某一物理场分析。通过将前一个分析的结果，作为载荷施加到后一个分析中计算进行耦合，这种方法我们称之位顺序耦合方法。这种方法要求单元和节点在数据库里和结果文件中的编号必须相同。直接耦合方法只包含一个分析，只需要分析一次，一步完成.它所使用的耦合单元必须包含多场自由度的，具体包含什么物理场的自由度需要视情况而定。通过计算适当的单元矩阵或计算单元载荷矢量来实现耦合。对于线性
15、问题，通过计算单元矩阵也就是矩阵耦合方法，只需要迭代一次就可以完成耦合场的相关计算。而通过计算单元载荷矢量也就是载荷矢量耦合方法解决线性问题时，最少需要二次迭代。对于非线性问题两种方法都需要二次迭代。当耦合场的非线性不是特别高时，由于顺序耦合方法比直接耦合方法更灵活有效，顺序耦合可以单向也可以双向，具体问题具体分析视情况而定。当耦合场的非线性程度很高时，两种方法都需要二次迭代时，这种时候直接耦合方法更有效。2.4结构的非线性问题用简单的方法解决复杂的问题，这是一种数学思想。这种近似理论适用大多数情况。如，用线性方法解决非线性问题，这样就把非线性问题简单化。但有时候有些问题线性理论并不是很好的解
16、决非线性问题，这种时候必须使用非线性方法来解决。这类问题分为两大类，一类是几何非线性，另一类是材料非线性。2.4.1 几何非线性几何非线性问题是指的大位移问题或大转动问题。例如板、壳等薄壁结构在一定载荷作用下，尽管应变很小，甚至未超过弹性极限，但是位移较大，材料线元素有较大的转动。这时必须考虑变形对平衡的影响，即平衡条件应建立在变形后的位形上，同时应变表达式也应包括位移的二次项。这样一来，平衡方程和几何关系都将是非线性的。这种由于大位移和大转动引起的非线性问题称为几何非线性问题。大应变或有限应变问题，例如金属的成型过程中的有限塑性变形、弹性体材料受载荷作用下可能出现的较大非线性弹性应变，是实际
17、中另一类大应变几何非线性问题。处理这类大应变问题时除了采用非线性的平衡方程和几何关系以外，还需要引入相应的应力应变关系，尽管对于后一问题材料通常还处于弹性状态。当然很多大应变问题是和材料的非弹性性质联系在一起的6。2.4.2线性问题的求解静态分析里，这个1不是时间，只是个载荷分步加载的度量而已，1代表载荷全部加上去，在0.1的时候加了 0.1*总载荷 大小的载荷；这些数值只是个总载荷 的比值而已，没有必要去设定其他数字啦，因为单位的1是最好换算的；毕竟在非线性分析里，一下子把全部载荷大小加上去，经常导致不收敛。这种情况下，你可设置end time=1,使用time increment ,tim
18、e step size指第一步迭代加的载荷增量大小，根据情况设置，你可以设置为0.1；minimum time step最小的增量步，若第一步加的载荷增量导致不收敛，ANSYS会自动减少增量步大小，若还不收敛，一直减小，直到小于这个设定值，然后game over ;maxmum time step最大的增量步，若第一步增量步情况下收敛得较松，ANSYS会尝试加大增量步，但是最大增量步不会超过这个设定值。 第三章 热分析及热结构耦合分析3.1 矢量喷管的几何模型图3-1固体火发动机轴对称矢量喷管结构图Figure 3-1 Solid fire engine axisymmetric vector
19、ing nozzle structure通过对飞机上的轴对称矢量喷管结构的研究和分析，对固体火箭发动机轴对称矢量喷管结构设计如图2-1所示。该装置主要由一下构件组成：喷管扩散段、A2调节片、A1调节片、收敛调节片、扩张调节片、收敛密封片、扩张密封片、十字转接头、拉杆、A2作动筒、A1作动筒等组成。从机构学的角度讲，固发AVEN装置为双Stewart平台驱动的复杂空间结构。并联于双Stewart平台之间的十几组PSRR-RRR（凸轮副高副低代）空间机构，导致收敛调节片和扩张调节片围成的空间时变矢量转向收扩式喷管，收敛调节片的位姿由A1确定，扩张调节片的位姿由A2调节环和A1调节环联合控制。根据机
20、构组成和连接关系，由2-2固体火发动机轴对称矢量喷管结构简图可知，AVEN装置分解为前部、中部和后部3个部分组成。前部为与喷射管扩散段相连的部分（收敛调节片机构）、中间为扩张调节片驱动机构、后部为扩张调节片部。图3-2固体火发动机轴对称矢量喷管结构简图Figure3-2 Solid fire engine axisymmetric vectoring nozzle structure diagram前部为与喷射管扩散段直接相连接的部分，用于控制A1的面积。驱动机Stewart并联机构，喷管扩散段相当于基础平台，A1调节环（收敛调节机构）相当于动平台，基础平台和动平台由三个可伸缩的PPS作动筒（
21、A1）连接。中部为A2调节片与喷管扩散段的扩张调节片驱动机构。该机构也是Stewart并联机构。喷管扩散段相当于基础平台，A2调节环相当于动平台，基础平台和动平台之间由3个可伸缩RPS作动筒（A2作动筒）连接，实现A2调节环的三自由度运动。后部为由并联与A1/A2调节环与喷管扩散段的若干空间RSRR RRR运动组成的时变几何体部分。时变几何体的空间形状将随A1/A2环的位姿变化而变化3.2 火箭发动机矢量喷管的热分析3.2.1 热分析的相关参数导热系数为1.2，单元类型定义为 Thermal Solid 的 Tet 10node 873.2.2热分析的步骤1.定义工作名为redanyuan 2
22、.定义工作标题redanyuan3.定义单元类型将单元类型定义为 Thermal Solid 的 Tet 10node 87 单元4.定义材料属性将材料的导热系数定义为1.25.导入UG模型 由于模型过于复杂，从UG中导出X_T格式，再导入ANSYS中，模型只保存与流体接触的四分之一6.划分网格采用自由划分，勾选上smart size图3-3固体火发动机轴对称矢量喷管划分网格图7.开始一个新的AnalysisGUI: SolutionAnalysis TypeNew AnalysisSteady-state选择稳态热分析8.定义载荷需要定义的温度载荷分为四部分：第一部分：喷射管喉管部分，载荷大
23、小为927K，温度最高。第二部分：收敛调节片和收敛密封片部分，载荷为800K。第三部分：十字转接头，载荷大小为700K。第四部分：扩散调节片和扩散密封片部分，载荷大小为500K。9.进行运算，计算结果图3-4固体火发动机轴对称矢量喷管计算完成后的载荷分布10.显示温度场图3-4固体火发动机轴对称矢量喷管计算完成后的温度场分布图3-5固体火发动机轴对称矢量喷管计算完成后的温度场分布由热分析结果可知，热分析温度场从喉管到扩张片的温度分布是递减的，实现了使高温气体转化为低温气体。3.3 火箭发动机矢量喷管的热结构耦合分析3.3.1火箭发动机矢量喷管的热结构耦合分析的参数 结构分析的材料为钢材为 30
24、GrMnSiA，弹性模量 E210.0GPa，3 = 0. 3,=7800kg/m，导热系数 k43.2，热膨胀系数为 1.62e-5。单元类型为SOLID 187这些参数在火箭发动机矢量喷管的热结构耦合分析是需要设定。3.3.2矢量喷管的热结构耦合分析的步骤1.清除之前热分析的物理环境2.将温度单元转换为结构单元这一步非常重要，这是实现热结构耦合的桥梁，通过转换温度单元转换为结构单元，这样才能定义结构单元的相关参数。3.施加温度载荷将之前热分析结果当做结构分析的面载荷，这就是顺序耦合法，顺序耦合法讲究先后顺序，将前一个分析的结果，当作后一个分析载荷这样就实现了耦合。表3-1 LDREAD 命
25、令结果转换载荷表 对于不同的分析分析结果文件又不相同下面是不同分析所对应的结果文件，使用时应特别注意。表3-2 结果文件格式表Jobname.RFLFLOTRAN结果文件Jobname.RMG电磁场分析结果文件Jobname.RTH热分析结果文件Jobname.RST结构分析结果文件4.定义固定端 这一步也很重要，如果省略这一步不会运算出结果。5.应力场求解图3-6固体火发动机轴对称矢量喷管计算完成后的应力场分布图3-7固体火发动机轴对称矢量喷管计算完成后的X向应力场分布从应力场分布我们可以看出，最大应力为119e+11，最小应力为1712，压力由进口到出口递减，跟温度场变化趋势相同，从x向应
26、力分布上看压力以x轴为中心向四周逐渐增加。3.4热分析及热结构耦合分析小结热分析在许多工程有着举足轻重的应用。通常在完成热分析后将进行结构应力分析，计算由于热膨胀或收缩而引起的热应力。本文分析是稳态热分析，热分析单元为三维实体单元，分析中进行了建立为有限元模型、施加载荷、求解与后处理等步骤，完成了固体火发动机轴对称矢量喷管温度场的计算，得到了温度场分布。对于热结构耦合，本文采用顺序耦合法，顺序耦合是指多个物理分析一个一个顺序分析。第一个物理分析的结果作为第二个物理分析的载荷。如果分析是完全耦合的，那么第二个分析的结果又会影响或成为第一个分析的载荷。本文是先矢量喷管进行热分析，然后将热分析的计算
27、结果作为结构分析的载荷，进行求解。这样就完成了热结构耦合。在热结构耦合分析的过程中会遇到以下的一些问题： 1）在进行热分析的时候，单元类型的选择很重要。ANSYS13.0稳态热分析一共提供了40种分析单元，其中主要有八大类，它们是：二维实体单元、三维实体单元、射线单元、导热条形单元、对流线单元、壳体单元、耦合场单元和特殊单元。在这八大类单元中不同的单元采用不同的网格划分方法，比如二维实体单元必须采用面网格划分，三维实体单元必须采用体网格划分。在计算之初，首先根据自己所要分析的模型选择适当的单元类型，根据单元类型再决定采用什么方法划分网格，这样就不会出错。2）在划分网格的时候，选择网格的尺寸时，
28、由于模型中有的部位的尺寸太小了，网格尺寸已经大于这些小部位的导致网格无法划分，这是应该控制网格的尺寸小于模型最小尺寸，当然随着网格的细化，计算机的计算量也会相应地增加，这样计算机的内存会被大大占用或不足，所以作者在满足网格划分的要求下，尽可能的减少了网格的细化，这样减少了计算机的内存使用率，加快了计算速度。3）在热结构分析过程中，要明确分析时，先做什么分析后作什么分析，热分析有热分析的材料属性，结构分析有结构分析的材料属性，千万不能张冠李戴。4）在热分析结束之后，结构分析开始之前，有一个结构单元类型转换的过程，这是将热单元转换成结构单元的过程，这里的结构单元和热单元是一一对应的，在ANSYS1
29、3.0中这种对应关系一共有19种，本文选用的是：热单元为solid87结构单元是solid187，单元类型的其他对应关系作者这里就不赘述了。5）不同类型的分析有不同的结果文件，在表3-2中已经详细指出，在相应地GUI操作中，根据不同的后缀名而确定不同的分析结果文件，这样顺序耦合分析的载荷加载才能不出错。第四章 矢量喷管流体热结构耦合分析4.1 流体热结构耦合分析的相关参数流体单元的参数：流体的单元类型为 FLOTRAN CFD 中的3D FLOTRAN 142单元；流体物性为AI-SI；进口压力为1MPa,落压比NPR=28.出口压力为0.075MPa温度单元的参数：温度单元类型为 FLOTR
30、AN CFD 中的3D FLOTRAN 142单元；导热系数为1.2结构单元的参数：结构分析的材料为钢材为 30GrMnSiA，弹性模量 E210.0GPa，3 = 0. 3,=7800kg/m，导热系数 k43.2，热膨胀系数为 1.62e-5。单元类型为SOLID 1874.2流体热耦合的相关步骤1) 设置分析选项：选择FLOTRAN CFD 模块。2) 定义工作文件名和工作标题。3) 定义单元类型：单元类型为 FLOTRAN CFD 中的3D FLOTRAN 142。4) 导入流体分析区域的模型。5) 划分有限元网格。图4-1固体火发动机轴对称矢量喷管流体区域网格图6）施加边界条件：施加
31、温度、流体速度、进出口压力载荷。7）设置求解选项：将“Adiabatic or thermal？”项设置为thermal。8）稳态控制设置：将载荷步设置为100，其他选项默认。9）流体物性设置：将流体设置为标准空气。10）设置重力加速度。11）选择CFD压力求解器：选择TDMA压力求解器，压力取100（默认）。12）求解流体热耦合结束后得到结果文件，这个结果文件将会是下一个分析的载荷图4-2固体火发动机轴对称矢量喷管流体区域流线图4.3 流体热结构耦合分析步骤1.设置分析选项：选择结构模块。2.定义工作文件名和工作标题。3.定义单元类型：单元类型为10node 187单元。4.导入固体火发动机
32、轴对称矢量喷管的UG模型。5.定义材料属性：结构分析的材料为钢材为 30GrMnSiA，弹性模量 E210.0GPa，3 = 0. 3,=7800kg/m，导热系数 k43.2，热膨胀系数为 1.62e-5。单元类型为SOLID 187。6.划分有限元网格。图4-2固体火发动机轴对称矢量喷管结构网格图7.施加载荷：来自FLOTRAN分析的温度和压力载荷8.进行求解后处理。图4-3固体火发动机轴对称矢量喷管结构载荷图图4-3固体火发动机轴对称矢量喷管结构压力分布图图4-4固体火发动机轴对称矢量喷管结构压力分布图图4-5固体火发动机轴对称矢量喷管结构压力分布图图4-3是固体火发动机轴对称矢量喷管结
33、构载荷图，其中的载荷是流体分析后的结果，作为面载荷加载到喷管内腔表面，图中呈紫色的载荷为压力载荷。图4-3是固体火发动机轴对称矢量喷管结构应力分布图，这是整体应力，可以看出应力比较大的部分在喉管呈黄色处，图4-4和图4-5是固体火发动机轴对称矢量喷管结构应力分布图在不同角度看到不同的效果图。矢量喷管流体热结构耦合分析完成后，我们可以看出压力集中在喉管显黄处，高达0.105E+13，已发生明显变形。所以在选择连接件时，要着重注意喉管处的应力校核，收敛片和调节片所受的应力相对于喉管较小，但也要注意。总的来说压力是由进口处到出口处有减小趋势.通过分析发现流体热结构耦合的应力分析结果是热结构耦合的应力
34、分析结果的100倍，也就是说结构上所受到的应力主要来自于流体的冲刷，温度对其的影响较小，从图4-5固体火发动机轴对称矢量喷管结构压力分布图可以发现喉管处已经发生严重变形，这一块的材料应该采用耐高温高压的特殊材料，这样才能满足校核要求从而使产品能够正常使用。至于除喉管外的其他部分应该根据应力分布等综合因素选择适当的材料，满足校核要求即可。图4-2是固体火发动机轴对称矢量喷管结构网格图，模型采用自由网格划分，从图中可以看出喉管处的网格较大，收敛调节片和扩张调节片的网格较小。这样的划分由计算机自行运算给出。在流热结构耦合中，容易出现以下问题：1）在流体分析中，由于流体的体积大，在网格划分时，由于开启
35、了自由尺寸，所以划分网格之后，有的像边周围的网格较小，但是向中间的流体划分的就太大了，虽然这样划分网格能成功，但是在计算的时候就出现问题了，ANSYS软件会提示某处节点间有裂隙，不能进行计算。在这中情况时，应该在划分网格的时候，将自由尺寸选项关闭，且规定网格的最大尺寸长度，这样划分的网格会很均匀，不会出现上面所提到的问题了。2）在流体分析施加载荷的过程中，在施加流体的进出口速度时，比如说流体的运动方向是X向，进口速度为100，出口速度为50，在加载速度载荷时，作者开始时，将流体进出口的流体Y向和Z向的速度都设置为0。在计算的时候ANSYS会有流体计算时，流体计算矩阵有负的对角线的错误提示，这中
36、情况下，在加载速度载荷时，将流体进出口的流体Y向和Z向的速度都设置为空，采取默认，就可以进行最后的结果计算。总结5.1全文总结1）本文所用模型为指导教师提供，由于模型太大较为复杂，电脑配置偏低不足，作者进行了部分简化，只保留了模型中与流体接触的部分，其中包括喉管部分、收敛调节片收敛密封片、十字转接头、扩张调节片和扩张密封片。这样分析了主要部分的温度、压力和应力，虽然这样做得到的分析结果不够全面完整，但限于目前的条件只进行局部的分析，通过分析我们可以看出大部分结构的应力为-.205E+12Pa，压力集中在喉管显黄处，高达0.105E+13Pa，已发生明显变形，而调质钢的需用应力为550600MP
37、a,如果想要使结构满足应力条件必须采用更好性能的材料，来满足应力和温度的要求。 2）本文进行有限元分析的软件是ANSYS。ANSYS软件是一种大型通用的有限元软件里面包含很多模块，其中包括机构分析、流体分析、电磁场分析、声场分析和各类耦合，很多CAD建模软件可以和ANSYS软件实现数据共享，CAD软件的建模功能强大，ANSYS软件的有限元分析功能强大，因此两者相结合可以取长补短，相得益彰本文主要使用ANSYS软件的流体、温度和结构模块。经过这一段时间ANSYS的学习，对于ANSYS各个模块有了一定的了解，随着学习的深入，才发现自己需要学习的地方还有很多，想学好ANSYS非一朝一夕的事，希望以后
38、在工作中还能接触到ANSYS继续深入学习。3）关于ANSYS耦合分析本文采用顺序耦合法，顺序耦合是指多个物理分析一个一个顺序分析。第一个物理分析的结果作为第二个物理分析的载荷。如果分析是完全耦合的，那么第二个分析的结果又会影响或成为第一个分析的载荷。本文是先对矢量喷管进行热分析，然后将热分析的计算结果作为结构分析的载荷，进行求解。这样就完成了热结构耦合。再进行流体分析，将流体的分析结果当成压力载荷施加到热结构分析中，进行分析运算，这样就完成了固体火发动机轴对称矢量喷管的流体热结构耦合。具体分析结果前文已经给出，这里就不赘述了，对于ANSYS耦合方法，还有一种直接耦合方法，这种方法对于本文的分析
39、对象过于复杂，相比于顺序耦合方法不太适合本文，所以本文采用了顺序耦合方法。参考文献1谢龙汉，李翔等.ANSYS FLOTRAN 流体与热分析M. 北京：电子工业出版社.2012.12 沈勇. 硕士学位论文.碳/碳固体火箭发动机柔性喷管热及热结构耦合作用研究. 华中科技大学.20043 殷有泉. 固体力学非线性有限元引论M. 北京大学出版社.19854 蒋友谅. 有限元法基础M. 国防工业出版社.19805作者不详.ANSYS耦合场分析指南M.北京工业出版社.20006 党沙沙, 许洋, 张红松等编著.ANSYS 12.0多物理耦合场有限元分析从入门到精通M. 机械工业出版社.2010.027高
40、耀东，郭喜平.ANSYS机械工程25例M.电子工业出版社.20078 马丽滨,蔡体敏.固体火箭发动机喷管喉衬动边界条件下的温度场计算J.推进技术，1988.4（2）9 宋学官,蔡林,张华编著. ANSYS流固耦合分析与工程实例M. 水利水电出版社.2012.01 10李涛. 硕士学位论文. 无喷管因体火箭发动机内流场计算试验研究 . 国防科学技术大学研究生院.2008.0611 董师颜，张兆良编著.固体火箭发动机原理M，北京理工大学出版社.199612 蔡体敏，固体火箭发动机工作过程的数值分析M，西北工业大学.1991 13 Kearney W.J., Advanced solid rocke
41、t motor nozzle development status.AIAA93-259614 Michel, Berdoyes, SRM nozzle design breakthroughs with advanced compositeMaterial. AIAA93-200915 D. K. Henneeke, Mfinchen, Thermal analysis of a high-pressure compressor rotor of an aero-engine-Venting as a means for life improvement . Springer-Verlag 198416 K.S.Bhat,K.Sreedevi,M.Ravi, Thermal analysisof electron gun for travelling wave tubes, Applied Surface Science, Volume 253, Issue 2.15 November 2006 27